矩形埋入式进气口引气流量规律研究

矩形埋入式进气口是一种新型冷风道引气方式,其功能是将飞机外部冷空气引入飞机内部使用。所讨论的矩形埋入式进气口主要应用于发动机舱通风冷却系统。通过对矩形埋入式进气口在亚-跨-超声速范围内流量特性的数值仿真计算,发现在条件不变的情况下,随着导流板角度增大,进气口引气流量单调减小。结合风洞吹风试验结果和工程实际需要,认为导流扳角度在15°左右可以参考使用,研究结果可为发动机舱通风冷却系统设计提供参考。     

难加工材料精密孔高效珩磨技术研究进展

珩磨技术凭借加工精度高、材料去除率大的优势,广泛应用于精密孔加工.航空发动机广泛采用高温合金、钛合金、不锈钢等航空难加工材料,其难加工性降低了珩磨加工的材料去除及误差修正能力,限制了珩磨工艺在航空发动机精密孔加工中的进一步应用.为突破难加工材料珩磨工艺瓶颈,对难加工材料珩磨工艺特性进行分析,并以高效精密珩磨工艺及工具为切入点,归纳了航空难加工材料精密孔高效珩磨技术现状,并对其发展趋势进行了预测.     

先进制造技术创新促进空客“未来工厂”建设

近两年,空客集团致力于通过先进制造技术创新来赢得国际市场竞争力,针对新一轮工业革命发展潮流,提出了“未来工厂”建设构想.将对“未来工厂”建设中机器人技术、虚拟现实技术、3D打印技术等最新的先进制造技术创新成果的研究应用情况进行系统分析.     

基于风洞试验15MW风力机叶片颤振后形态与能量图谱研究

现有风力机叶片颤振分析大多关注颤振临界状态预测,忽略了非线性更为显著的颤振后形态和能量耗散。本文基于变分渐进梁截面法设计了新型超长柔性叶片气动-刚度-质量映射一体化三维弹性模型,采用高速摄像技术和高频六分量天平进行了同步测振、测力风洞试验,分析了风力机叶片颤振敏感风向区间与临界风速组合规律,最后基于叶尖风振响应、气动阻尼和能量,系统研究了风振敏感工况风振响应下风力机叶片能量演变规律和颤振临界风速后的形态特性,揭示了风力机叶片颤振后能量耗散机制。研究表明：提出的风力机叶片弹性模型设计和试验方法能有效模拟结构动力性能与颤振行为;风力机叶片的桨距角93°～96°和284°～286°区间属于风振敏感区间,在该区间内超过临界风速即可发生大幅锁频振动;存在能量积累突变界线,超过该界线对应风速后的能量积累尤为显著,表现出风致振动能量随时间呈现显著的非平稳特性;颤振后气动负阻尼是结构系统发散的主要原因。     

旋转机翼无人机纵向自适应滑模控制研究

针对旋转机翼无人机过渡前飞过程中,旋翼的下洗流对平尾干扰非常强的问题,提出了一种自适应滑模控制方法。首先,建立了旋转机翼无人机的纵向线性飞行动力学模型,并考虑了多输入的控制分配与俯仰干扰力矩;然后,构造了旋转机翼无人机的期望滑动面,将自适应控制与滑模控制相结合,设计了旋转机翼飞行器过渡前飞段的自适应滑模控制器;最后,进行了仿真验证。仿真结果表明,设计的控制器能较好地抑制非线性气动干扰对无人机的影响。所得结果对旋转机翼飞行器的工程发展具备一定的参考价值。     

推力矢量控制中的非线性鲁棒解耦控制方法

介绍了推力矢量控制的由来和意义，着重叙述了推力矢量控制，特别是推力矢量飞机在大迎角，过失速状态下目前主要的非线性鲁棒解耦控制律的设计方法，如非线性逆动态方法、ＮＬＱＲ（非线性二次最优调节器），自适应方法，变结构方法以及最近出现的基于人工神经元网络的方法，指出了这些方法在推力矢量控制飞机应用中各自的特色以及目前存在的问题。并指出了今后主要的工作方向。     

一种基于多无人机的中继节点布置问题建模与优化方法

针对战场环境下急需在无法通信的节点间构建有效通信链路的情形,使用多无人机作为中继节点,建立了中继节点布置(RNP)问题模型。模型以中继链路有效和无人机安全为约束,以中继布置点位置及相应的无人机为输出,不但考虑了使用的中继无人机数量,还考虑了构建中继链路花费的时间。考虑到该问题是难以求解的混合整数多目标优化问题,同时在紧急应用情形下,要求求解算法快速有效,建立了一种多项式时间中继节点布置算法(PTRPA)。仿真实验验证了所提模型确实能够在更短的时间内完成有效中继链路构建;通过Monte-Carlo方法对比和分析不同因素对PTRPA算法、随机抽样算法、遗传算法求解该问题的结果性能和时间性能的影响,验证了PTRPA算法不但能够给出接近最优的解,且快速有效,满足战场决策需求。     

侧向喷流对导弹方向舵局部气动热特性的影响

为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理,对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟,得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时,可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上,能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流;随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加,喷流后回流区结构和范围变化不明显,方向舵前缘的壁面热流变化不大;不同攻角来流条件下,侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后,喷流的热防护效果有所降低;有攻角来流条件下,在舵轴的正前方喷流,自由来流绕喷流流动,舵轴下壁面边界层内气体密度上升,使舵轴两侧压差增大,舵轴的壁面热流增大;在0°攻角来流条件下,喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反,此时导弹的放大因子增大。     

截击机作战起飞规划模型研究

根据截击机在优化的目标分配形式下拦截效果的概率模型,导出了截击机在拦截多攻击机机群时的最优目标分配形式;研究了机场飞机起飞架数与机场战术、技术参数、机场收音机的战术、技术参数以及与攻击机的进攻态势之间的关系;确定了多机场飞机对多攻击机机群进行最优目标分配时所应满足的量化关系,给出了模型可对作战决策过程提供理论依据。